JP2687304B2 - ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 - Google Patents

ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置

Info

Publication number
JP2687304B2
JP2687304B2 JP27911592A JP27911592A JP2687304B2 JP 2687304 B2 JP2687304 B2 JP 2687304B2 JP 27911592 A JP27911592 A JP 27911592A JP 27911592 A JP27911592 A JP 27911592A JP 2687304 B2 JP2687304 B2 JP 2687304B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
runway
aircraft
angle
landing
landing target
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
JP27911592A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH05338595A (ja
Inventor
健司 矢澤
Original Assignee
科学技術庁航空宇宙技術研究所長
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 filed Critical 科学技術庁航空宇宙技術研究所長
Priority to JP27911592A priority Critical patent/JP2687304B2/ja
Publication of JPH05338595A publication Critical patent/JPH05338595A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2687304B2 publication Critical patent/JP2687304B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Landscapes

  • Navigation (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 【0001】 【産業上の利用分野】本発明は航空機の計器着陸装置、
特にヘッド・アップ・ブィスプレイ(以下HUDと言
う)を用いた計器着陸装置に関する。 【0002】 【従来の技術】航空機の計器着陸方式は気象条件にあま
り左右されずに安全に着陸を行う上で極めて重要であ
る。そのため、従来、計器着陸装置(ILS:Inst
rument Landing System)は地上
から着陸進入コースに沿った上下、左右それぞれ2本の
電波ビームによりコースからのずれを機上の指示器に示
し、パイロットがコースを修正して着陸する方式をとっ
ている。 【0003】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このI
LS方式は指示器に示されたずれだけでは安定した飛行
はできず、他の飛行計器を総合的に判断して操縦する必
要があり、滑走路を見ながら着陸する有視界着陸方法に
比べ、従来の計器着陸方式は非常に難しく、またパイロ
ットへの負担も非常に大きく航空機事故の危険性も大き
い欠点がある。 【0004】本発明は上記課題を解決するためのもの
で、HUDを使って模擬滑走路を実際の滑走路と同じ所
に描き、HUDの角度測定機能を用いて正確な情報をパ
イロットに提供することを目的とする。 【0005】 【課題を解決するための手段】本発明は、滑走路の着地
点からの航空機位置情報、姿勢角及び方位角情報、滑走
路の各地点からの座標データから模擬滑走路を算出し、
算出した模擬滑走路を横軸を方位角、縦軸を経路角とし
てヘッド・アップ・ディスプレイ上に実滑走路と同じ位
置に表示する計器着陸装置において、表示した模擬滑走
路に着陸目標マーカを設定する着陸目標マーカ設定手段
と、設定した着陸目標と航空機の経路角γ、慣性センサ
から得られる慣性速度、及び気圧高度センサ等より得ら
れる高度データから経路角の時間微分値dγa/dtを
算出して積分し、時間と共に変化する経路角γaを演算
する経路角演算手段と、設定した着陸目標と航空機を結
ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δψ、慣性センサか
ら得られる慣性速度、及び気圧高度センサ等より得られ
る高度データから得られる航空機と着陸目標までの水平
距離から時間の関数として前記Δψの微分値を算出して
積分し、時間と共に変化する着陸目標と航空機を結ぶ線
の方位角と滑走路方位角との差Δψを演算する方位角演
算手段と、演算した経路角γa、方位角Δψに基づいて
着陸目標マーカの表示位置を移動させる着陸目標マーカ
移動手段、及びこの着陸目標マーカから着陸目標からの
航空機の位置D,Yを得る演算手段とを備えたことを特
徴とする。 【0006】 【作用】本発明は、地上に着陸援助装置がない場合でも
有視界時であれば、HUDの角度測定機能を使い機上の
高度計等との組合わせで位置を算出し、慣性センサの速
度ドリフト等を修正してより正確な情報をパイロットに
提供できるもので、単なる有視界着陸より正確でしかも
パイロットの負担(ワークロード)が少なくて着陸する
ことができる。 【0007】 【実施例】以下、実施例を図面を参照しつつ説明する。
図1は本発明のHUDを用いた計器着陸装置の構成図で
ある。図中、1は位置情報測定装置、2は慣性センサ、
3は精密位置算出処理装置、4はHUD画像処理装置、
5は模擬滑走路表示装置、6はパイロットである。図に
おいて、地上にある着陸援助装置、または機上の高度計
からなる位置情報測定装置1により航空機の位置情報を
得、この情報と慣性航法位置等からなる慣性センサ2か
ら得られる姿勢角(φ、θ)及び方位角(ψ)、および
慣性速度情報とから精密位置算出処理装置3で精密な位
置情報を算出する。この精密位置情報と慣性センサから
の姿勢角(φ、θ)及び方位角(ψ)とから画像処理装
置4により模擬滑走路をHUDのハーフミラーを使った
表示装置5に表示する。これによりパイロット6は実際
の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を見ることができる。
また、地上に着陸援助装置がない場合でも有視界時であ
ればHUDの角度測定機能を使い、機上の高度計との組
合わせで位置を算出でき、慣性センサの速度ドリフト等
を修正して、より正確な情報をパイロットに提供でき
る。 【0008】次に位置情報の取得方法について説明す
る。 (a)位置情報の取得方法 着陸のための航空機の位置情報を取得する方法は、IL
S、MLS、レーダおよび高度計とHUDを組合わせた
方法があるが、それぞれ異なった方式であるので、HU
Dに使用する場合、同じ形式に変換する必要がある。 【0009】(i)ILSについて 図2はILS方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、7は航空機、8は滑走路、9はグライドスロープア
ンテナ、10はローカライザアンテナである。図におい
て、上下方向のコースを示すためのグライドスロープア
ンテナ9と左右方向のコースを示すためのローカライザ
アンテナ10から電子ビームを発射して飛行コースを設
定し、各アンテナから発射されたそれぞれ2つの近接し
たビームにより、コースからのずれの角度ΔγおよびΔ
ψを航空機7の受信機から得ることができる。ここで、
電波高度計または気圧高度計から航空機7の高度Hが判
ったとすると、次式により滑走路8の着陸点までの距離
Dが算出できる。 D=H/tan(γ0 +Δγ) ここで、γ0 はグライドスロープの設定角度である。同
様にローカライザからのずれの角度Δψが得られると左
右方向の位置Yは次式により算出できる。 Y=(D+L)tan(Δψ) ここで、Lはグライドスロープアンテナ9とローカライ
ザアンテナ10間の距離である。 【0010】(ii)MLS方式について 図3はMLS方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、11は方位角アンテナ、12は上下方向の誘導アン
テナ、13はDMEアンテナである。図において、ML
S方式においては、ILS方式の場合よりも波長の短い
マイクロウェーブを使って扇形ビームを作っており、精
度が高くなっている。方位角アンテナ11は上下に広く
左右に狭い扇形ビームを左右に一定速度でスイープして
いる。航空機7は全方向性の基準電波から扇形ビームを
受信した時までの遅延時間を測ることにより方位角ψを
得るとができる。 【0011】上下方向の誘導アンテナ12は左右に広く
上下に狭い扇形ビームを一定速度でスイープする。航空
機7は方位角と同様に全方向性の基準電波から上下方向
の扇形ビームを受信した時までの遅延時間から、上下方
向の角度θを測ることができる。滑走路8までの直距離
SRは、通常のDMEアンテナと同様に航空機7から発
射された質問電波を受けてDMEアンテナ13が折り返
して発射する応答電波を受信するまでの遅延時間から測
ることができる。これにより航空機7の位置は次式のよ
うにして求まる。 H=SRsinθ Y=SRcosθsinψ D=SRcosθcosψ (iii )レーダ方式について 図4はレーダ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、14はレーダである。図において、航空機7をペン
シルビームで捉え、直距離SR、方位角ψR 、上下方向
の角度θR を測定できる。これにより航空機の位置は次
のようにして求まる。 H=SRsinθR +HR Y=SRcosθR sinψR +YR D=SRcosθR cosψR +DR ここで、HR ,YR ,DR はそれぞれ滑走路7の着陸地
点からレーダ14までの高度、左右距離、上下距離であ
る。 【0012】(iv)機上の高度計とHUDを使う方式に
ついて 図5は機上の高度計とHUDを使う方式による位置算出
の原理を示す図である。図5のようにHUDによって滑
走路8の原点までの経路角γa および方位角ψa を測定
する。滑走路8の方位角をψr とすれば高度計の測定値
a から航空機7の位置を次式のように求めることがで
きる。 D´=Ha /tanγa Y=D´sin(ψr −ψa ) D=D´cos(ψr −ψa ) (b)精密位置の算出方法 前記(a)位置情報の取得方法の項で述べたような方法
により航空機の位置を測定できるが、その測定値の安定
性は必ずしも良くない。一般的には電波のマルチパス、
高度計の変動およびHUDの角度読取り誤差等で測定値
にバラツキができる。この測定値を直接HUDの模擬滑
走路表示に使うと滑走路がぶれてパイロットの操縦に支
障がでる。 【0013】図6は精密位置の算出方法を説明するため
の図で、同図(A)は航空機と滑走路の位置関係および
航空機速度ベクトルを示す図、同図(B)はコンプリメ
ンタリフィルタを示す図である。図中、15は積分器、
16は比例帰還要素、17は積分帰還要素である。図6
において、慣性センサの速度出力を利用し、これを積分
器15で積分して高い周波数成分の位置の変化を計算
し、(a)で測定した位置情報を使って低周波数成分を
補っている。図において、VD ,VY はD方向およびY
方向の速度で慣性センサの北方向の慣性速度VN および
東方向の慣性速度VE から次式によって求める。 VD =−VN cosψr −VE sinψrY =−VN sinψr +VE cosψr ただし、ψr は滑走路進入方位角である。 【0014】VD またはVY は慣性速度VN ,VE にド
リフトがあるので、いくらかの誤差を含んでいる。その
誤差をΔVD ,ΔVY で取り除き修正速度VDm ,VYm
を得る。VDm ,VYmを積分することにより推定値Dm
およびYm を得る。しかし、位置推定に含まれる低周波
分の誤差は(a)で測定されたDおよびYを差し引くこ
とによりΔD,ΔYとして得られる。この位置情報差分
はK1 およびそれぞれの積分した値にK2 を掛け、比例
および積分成分を加え合わせ速度誤差ΔVD ,ΔVY
算出する。このフィードバックによりK1 およびK2
適当に選ぶことにより誤差は収斂されていく。K1 およ
びK2 の選び方はフィードバック系の安定を保つために
次式のような関係が望ましい。 K1 =2ζω (ただしζ≒0.7) K2 =ω2 ωはVN ,VE およびD,Yの測定精度により決定され
るもので、Dm ,Ymの誤差を最小にするように選ばれ
る。また、図7のようにリセット時にωを大きくして収
斂を速め、一定時間になったら定常値に戻す方法もあ
る。修正された速度VDm ,VYmを使い、慣性速度VGm
偏流角βm を再度計算する。 【0015】図8はコンプリメンタリフィルタから得ら
れた修正速度を使って偏流角を算出する方式を示す図
で、同図に示すように修正された速度VDm ,VYmから
Nm,VEmを計算し、これよりVGm,βm を次式のよう
に求める。 VNm=−VDmcosψr −VYmsinψrEm=−VDmsinψr +VYmcosψrGm=(VNm 2 +VEm 2 1/2 ψtm=tan(VEm/VNm) βm =ψtm−ψb ここで、ψr は滑走路方向、ψb は機首方位、ψtmは進
行方位である。これにより、慣性センサ内で生じたドリ
フトを除去できる。 【0016】(c)HUDの画像処理方法 (i)模擬滑走路 図9はHUDに模擬滑走路を描く方法を示す図で、同図
(A)はHUD系と滑走路を示す図、同図(B)は模擬
滑走路を示す図、同図(C)はベクトル図である。図
中、18はCRT、191 ,192 はレンズ、20はハ
ーフミラー、21はHUD系、22は模擬滑走路であ
る。HUDにおいてはCRT18に描かれたシンボルが
レンズ19により無限遠に焦点を結ばれ、ハーフミラー
20により外視界と同一方向に見えるようにする。この
場合、焦点を無限遠方点に結ぶことによりパイロット6
の目の位置をずらしてもシンボルの方向がずれないよう
にできる。模擬滑走路22を実際の滑走路8の位置と同
じ場所に描くためには、パイロットから見た実際の滑走
路8の各点の角度と模擬滑走路22の対応する各点の角
度とが同じであればよい。各角度は滑走路8の各点の座
標(Di,Yi,Hi)、および航空機の位置座標
(D,Y,H)、および航空機の姿勢角(φ、θ)、方
位角(ψ)が分かれば次式のように計算できる。 このように、模擬滑走路を実際の滑走路と重なるように
表示することを実角表示と呼ぶ。これはHUDの角度測
定に必要な特徴の一つである。 【0017】CRTに描かれた模擬滑走路22は逆に滑
走路からCRTへの投影と同じであるから、レンズの焦
点距離をFとするとCRTの座標と入射角度の関係は次
式のようになる。 zCi=Ftanθi =F・zi /xiCi=Ftanψi =F・yi /xi つまり、滑走路のz座標、y座標をF/xi だけ縮尺し
たことになる。 【0018】以上の式により航空機の姿勢角φ,θ,ψ
と位置D,Y,Hおよび滑走路の各座標Di ,Yi ,H
i が得られれば、模擬滑走路22を8の実際の滑走路と
同じ位置に描くことができる。ここで、φ,θ,ψは慣
性センサから得られ、D,Y,Hは前述の(a)および
(b)の方式で得られる。また、Di ,Yi ,Hi は地
上の測量によって得ることができる。 【0019】(ii)有視界時の航空機の位置測定 (a)で述べた航空機の位置情報は地上の何らかの地上
着陸援助装置が必要である。しかし、HUDの角度測定
機能を使うことにより地上の援助装置がなくても自分自
身の位置測定ができる。図10はHUDを使って航空機
の位置を計算する方式を説明するための図で、同図
(A)はHUD表示画面を示す図、同図(B)は位置計
算のブロック図である。図中、23は着陸目標マーカ、
24は速度ベクトルマーカ、25〜30は演算要素、3
1,32はマーカ移動スイッチである。図において、着
陸目標マーカ23を2つのマーカ移動スイッチ31,3
2で上下、左右に移動させ、滑走路の着地点に合わせる
と、その着陸目標マーカはHUDの実角表示によりパイ
ロットの目から見た経路角γa及び方位角ψaに対応す
る。このことは飛行中にパイロットがHUDを使用して
γaとψaを測定したことになる。このマーカ移動スイ
ッチ31、32で着陸目標マーカー設定手段が構成され
る。また、あらかじめ判っている滑走路方位ψr と航空
機と着地点を結んだ線の方位ψa との差であるΔψが得
られる。これにより図5で示したように航空機の対地高
度Ha とから、滑走路端を原点としたて航空機の位置D
及びYが計算される。 【0020】着陸目標マーカ23は航空機の移動により
滑走路との相対角度が変わりずれてくる。パイロットが
常にマーカ移動スイッチにより追従していくのは負担が
大きいので、マーカを合わせ、スイッチを離した時点か
らは航空機の移動に合わせて自動的に追従するようにす
る。図10(B)のブロック図はこのためのものであ
る。まずγa の移動のために微分値を移動スイッチ32
で±を選択する。微分値は積分器15で積分されγa
上下に移動させる。このスイッチを中立位置に戻すと手
動による微分値は零になるのでその位置で止まる。γa
とHa (高度)とから航空機と滑走路までのスラントレ
ンジ(距離)D´を要素25で計算する。D´と上下方
向速度VH およびD´方向の速度VD ´を使って次式の
ようにγa の微分値(dγam/dt)を算出要素26で
求めることができる。 dγam/dt=1/D´・(VH cos2 γa −1/2・VD ´sin2γa ) ただし、VD ´=VD cosΔψ+VY sinΔψ この値を積分すれば航空機の移動に伴い着陸目標マーカ
23も自動的に移動する。これら演算要素15,25,
26,30で経路角演算手段を構成している。Δψも同
様にスイッチ31によって微分値を切り換え、それを積
分して得られたΔψとD´から演算要素27で距離Dを
求め、VD ,VY から演算要素28でΔψの微分値を計
算することができる。 【0021】 dΔψm /dt=1/D・(VY cos2 Δψ−1/2・VD sin2Δψ) これによりγa は同様に移動スイッチ32により左右移
動して着地点を決め、中立にすると、後は自動的に航空
機の移動に伴い着地点に追従していく。これら演算要素
15、27、28で方位角演算手段を構成し、演算要素
15、25、26、27、28、30で着陸目標マーカ
ー移動手段を構成し、演算要素27、29で航空機の位
置D、Yを得る演算手段を構成している。しかし、
D ,VY ,VH に誤差が含まれているとマーカは着地
点から少しずつずれていくので、再度調整する必要があ
る。何回か調整していくと図6に示したコンプリメンタ
リ・フィルタにより速度誤差を修正していくので、その
後は安定して追従することができる。また、航空機の飛
行径路角γおよび偏流角βを示す速度ベクトルにより飛
行方向を正しく知ることができる。βはコンプリメンタ
リ・フィルタにより修正された速度により再度計算した
ものである。 【0022】 【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
によれば、HUDによる計器着陸方式により視界不良の
ときでもILS,MLSまたはレーダにより正確な航空
機の位置を計算し、慣性航法装置からの姿勢角(φ,
θ)及び方位角ψを使ってHUD上に模擬滑走路を実際
の滑走路と重なる位置に表示することができる。また視
界のよい場合では、HUDを使って航空機の位置を測定
することができるので、地上援助装置がない空港で正確
な径路を通って着陸できる。また、慣性航法装置の速度
ドリフト修正ができるので、正確な航空機の進行方向を
知ることができる。これによりパイロットは容易にかつ
安全に着陸することができる。
【図面の簡単な説明】 【図1】 本発明のHUDを用いた計器着陸装置の構成
図である。 【図2】 ILS方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図3】 MLS方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図4】 レーダ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図5】 機上の高度計とHUDを使う方式による航空
機位置算出の原理を示す図である。 【図6】 航空機精密位置の算出方法を説明するための
図で、同図(A)は航空機と滑走路の位置関係および航
空機速度ベクトルを示す図、同図(B)はコンプリメン
タリ・フィルタを示す図である。 【図7】 コンプリメンタリ・フィルタの可変係数の時
間変化を示す図である。 【図8】 コンプリメンタリ・フィルタから得られた修
正速度を使って偏流角を算出する方式を示す図である。 【図9】 HUDに模擬滑走路を描く方法を示す図で、
同図(A)はHUD系と滑走路を示す図、同図(B)は
模擬滑走路を示す図、同図(C)はベクトル図である。 【図10】 HUDを使って航空機の位置を計算する方
式を説明するための図で、同図(A)はHUD表示画面
を示す図、同図(B)は位置算出のブロック図である。 【符号の説明】 1…位置情報測定装置、2…慣性センサ、3…精密位置
算出処理装置、4…HUD画像処理装置、5…模擬滑走
路表示装置、6…パイロット、7…航空機、8…滑走
路、9…グライドスロープアンテナ、10…ローカライ
ザアンテナ、11…方位角アンテナ、12…上下方向の
誘導アンテナ、13…DMEアンテナ、14…レーダ、
15積分器、16…比例帰還要素、17…積分帰還要
素、18…CRT、191 ,192 …レンズ、20…ハ
ーフミラー、21…HUD系、22模擬滑走路、23…
着陸目標マーカ、24…速度ベクトル、25〜30…演
算要素、31,32…マーカ移動スイッチ。

Claims (1)

  1. (57)【特許請求の範囲】 1.滑走路の着地点からの航空機位置情報、姿勢角及び
    方位角情報、滑走路の各地点からの座標データから模擬
    滑走路を算出し、算出した模擬滑走路を横軸を方位角、
    縦軸を経路角としてヘッド・アップ・ディスプレイ上に
    実滑走路と同じ位置に表示する計器着陸装置において、
    表示した模擬滑走路に着陸目標マーカを設定する着陸目
    標マーカ設定手段と、設定した着陸目標と航空機の経路
    角γ、慣性センサから得られる慣性速度、及び気圧高度
    センサ等より得られる高度データから経路角の時間微分
    値dγa/dtを算出して積分し、時間と共に変化する
    経路角γaを演算する経路角演算手段と、設定した着陸
    目標と航空機を結ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δ
    ψ、慣性センサから得られる慣性速度、及び気圧高度セ
    ンサ等より得られる高度データから得られる航空機と着
    陸目標までの水平距離から時間の関数として前記Δψの
    微分値を算出して積分し、時間と共に変化する着陸目標
    と航空機を結ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δψを
    演算する方位角演算手段と、演算した経路角γa、方位
    角Δψに基づいて着陸目標マーカの表示位置を移動させ
    る着陸目標マーカ移動手段、及びこの着陸目標マーカか
    ら着陸目標からの航空機の位置D,Yを得る演算手段と
    を備えたことを特徴とするヘッド・アップ・ディスプレ
    イを用いた計器着陸装置。
JP27911592A 1992-09-04 1992-09-04 ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 Expired - Lifetime JP2687304B2 (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP27911592A JP2687304B2 (ja) 1992-09-04 1992-09-04 ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP27911592A JP2687304B2 (ja) 1992-09-04 1992-09-04 ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP61076389A Division JP2545709B2 (ja) 1986-04-02 1986-04-02 ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH05338595A JPH05338595A (ja) 1993-12-21
JP2687304B2 true JP2687304B2 (ja) 1997-12-08

Family

ID=17606634

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP27911592A Expired - Lifetime JP2687304B2 (ja) 1992-09-04 1992-09-04 ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP2687304B2 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101935236B1 (ko) * 2016-11-24 2019-01-04 대한민국 착륙경로를 시현하는 항공기 착륙 보조시스템

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2939234B1 (ja) 1998-03-24 1999-08-25 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 飛行経路表示装置

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101935236B1 (ko) * 2016-11-24 2019-01-04 대한민국 착륙경로를 시현하는 항공기 착륙 보조시스템

Also Published As

Publication number Publication date
JPH05338595A (ja) 1993-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8035547B1 (en) System and method of assisted aerial navigation
EP0882213B1 (en) Three-dimensional lateral displacement display
JP3379958B2 (ja) 差分gps着陸支援システム
US7522977B2 (en) Method and a device for assisting the piloting of an aircraft during an approach phase
US7852236B2 (en) Aircraft synthetic vision system for approach and landing
EP3073225B1 (en) Aircraft synthetic vision systems utilizing data from local area augmentation systems, and methods for operating such aircraft synthetic vision systems
US6879886B2 (en) Flight guidance system providing perspective flight guidance symbology
US9377782B2 (en) Method for assisting in the piloting of an aircraft during a landing and piloting assistance system suitable for implementing this method
US7602415B2 (en) Compensation for overflight velocity when stabilizing an airborne camera
US10094667B2 (en) Autonomous precision navigation
US7342515B2 (en) Hybrid centered head-down aircraft attitude display and method for calculating displayed drift angle limit
US8184020B2 (en) Method and system displaying a flight path to intercept an ILS glide path
US6111526A (en) Vehicle course steering aid device
US7218245B2 (en) Head-down aircraft attitude display and method for displaying schematic and terrain data symbology
US8392039B2 (en) Method and system displaying crosswind correction for approach to a runway
EP1860456A1 (en) Methods and systems for radar aided aircraft positioning for approaches and landings
US8406466B2 (en) Converting aircraft enhanced vision system video to simulated real time video
EP3367065B1 (en) Cockpit display systems and methods for performing glide slope validation processes during instrument landing system approaches
RU2496131C1 (ru) Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку
EP1462767A1 (en) Flight guidance system and symbology and control system providing perspective flight guidance
JP2687304B2 (ja) ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置
JP2545709B2 (ja) ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置
US20070127012A1 (en) Rate-based range and geolocation
JP2600503Y2 (ja) 航空機の自動着陸装置
US3495241A (en) Navigation system for correcting slant range errors

Legal Events

Date Code Title Description
S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

EXPY Cancellation because of completion of term